CN110186478B - 用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统 - Google Patents

用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统。本发明根据参照运动轨迹和惯性解算轨迹确定导航误差后，判断导航误差是否小于预设的惯导系统的误差阈值。若是，根据惯性传感器误差对惯性传感器进行选型，否则，根据导航误差更新惯性传感器误差，返回重新确定导航误差直至其小于误差阈值。可见，本发明提供的用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统，选型过程中根据导航误差自动调整惯性传感器误差，在满足SINS导航误差阈值的前提下，能够选出精度最低的惯性传感器，即选出SINS导航误差容许范围内成本最低的惯性传感器，从而实现满足导航精度要求的前提下，尽可能的节约惯性传感器成本的目的。

Description

用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统
技术领域
本发明涉及惯性导航技术领域，特别是涉及一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统。
背景技术
惯性导航技术是综合了力学、数学、机电、控制、光学和计算机等学科的综合技术。惯性导航技术通过惯性传感器(陀螺仪和加速度计)来测量载体的线运动和角运动，然后通过一系列数学解算来实时解算运动载体的位置、速度和姿态信息。惯性导航系统有平台式和捷联式两种实现方式。捷联式惯导系统(SINS，Strap-down Inertial NavigationSystem)与平台式惯导系统最大的不同是省去了机电导航平台，将惯性传感器(陀螺仪和加速度计)直接安装在载体上，从而可以极大地降低系统总体重量、体积和成本。
由于SINS具有良好的短期精度，并且所受外界的制约因素少，稳定性强，目前已经得到了广泛的应用。但是SINS也有其固有的缺点与劣势，其导航定位误差随时间不断积累，并最终导致导航系统误差发散，无法实现准确导航定位。其中，SINS的两个主要误差源为：初始对准误差以及导航系统使用的惯性传感器精度。其中，导航系统使用的惯性传感器精度是对SINS的精度影响最为显著的因素，例如精度较高的陀螺仪(例如光纤陀螺仪)的零偏(零位误差)为0.1°/h，而精度较差一些的陀螺仪(例如MEMS陀螺仪)的零偏则可以达到100°/h；采用这两种不同的陀螺仪构成SINS，导航精度的差距十分显著。但是，必须要指出的是，惯性传感器的精度提高将直接导致成本显著上升，例如，前边所述的光纤陀螺仪，其造价为30万元左右，而MEMS陀螺仪的造价可能仅为数百甚至数十元，二者的成本相差十分悬殊。因此，如何在满足导航精度要求的前提下，尽可能的节约惯性传感器成本，成为本领域技术人员亟需解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统，能够选出SINS导航误差容许范围内成本最低的惯性传感器，从而实现满足导航精度要求的前提下，尽可能的节约惯性传感器成本的目的。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型方法包括：
获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏；
根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹；
根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹；
根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差；
判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果；
当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，返回所述“根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹”；
当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型。
可选的，所述根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，具体包括：
判断姿态误差是否大于或者等于姿态误差阈值，获得第二判断结果，所述导航误差包括姿态误差和位置误差，所述误差阈值包括姿态误差阈值和位置误差阈值；
当所述第二判断结果表示所述姿态误差大于或者等于所述姿态误差阈值时，根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏。
可选的，当所述第二判断结果表示所述姿态误差小于所述姿态误差阈值时，判断所述位置误差是否小于所述位置误差阈值，获得第三判断结果；
当所述第三判断结果表示所述位置误差小于所述位置误差阈值时，根据当前的所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏对惯性传感器进行选型；
当所述第三判断结果表示所述位置误差大于或者等于位置误差阈值时，根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
可选的，所述根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
计算姿态误差差值，所述姿态误差差值为所述姿态误差的绝对值与所述姿态误差阈值的差值；
根据所述姿态误差差值更新所述陀螺仪零偏。
可选的，所述根据所述姿态误差差值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
根据公式：
Figure GDA0002906243820000031
确定姿态差值因子，其中，θSINS表示姿态误差，
Figure GDA0002906243820000032
表示姿态误差阈值，Ttotal表示导航总时长，ΔG表示姿态差值因子；
根据公式：E′G＝EG-0.6ΔG-ε，更新所述陀螺仪零偏，其中，E′G表示根据姿态误差差值更新后的陀螺仪零偏，EG表示更新前的陀螺仪零偏，ε表示姿态误差修正因子。
可选的，所述根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
计算位置误差差值，所述位置误差差值为所述位置误差的绝对值与所述位置误差阈值的差值；
根据所述位置误差差值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
可选的，所述根据所述位置误差差值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
根据公式：
Figure GDA0002906243820000033
确定陀螺仪位置差值因子，其中，ΔP表示陀螺仪位置差值因子，PSINS表示位置误差，
Figure GDA0002906243820000034
表示位置误差阈值，Ptotal表示参照运动轨迹的总路程，Ttotal表示导航总时长；
根据公式：E″G＝E′G-0.6Δp-εp，更新所述陀螺仪零偏，其中，E″G表示根据位置误差差值更新后的陀螺仪零偏，εp表示陀螺仪位置误差修正因子；
根据公式：
Figure GDA0002906243820000041
确定加速度计位置差值因子；
根据公式：
Figure GDA0002906243820000042
更新加速度计零偏，其中，EA表示更新前的加速度计零偏，E′A表示更新后的加速度计零偏，
Figure GDA0002906243820000043
表示加速度计位置误差修正因子。
一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型系统，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型系统包括：
数据获取模块，用于获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏；
真实轨迹确定模块，用于根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹；
惯性解算模块，用于根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹；
导航误差确定模块，用于根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差；
判断模块，用于判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果；
选型模块，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型；
传感器误差更新模块，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统，首先，根据姿态角速率和轨迹加速度确定载体的参照运动轨迹，并根据姿态角速率、轨迹加速度和初选的惯性传感器误差确定载体的惯性解算轨迹。然后，根据参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差。在此基础上，进一步判断导航误差是否小于误差阈值。若是，根据惯性传感器误差对惯性传感器进行选型，否则，根据导航误差更新惯性传感器误差，返回继续根据姿态角速率、轨迹加速度和惯性传感器误差确定载体的惯性解算轨迹，直至导航误差小于误差阈值。可见，本发明提供的用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统，选型过程中根据导航误差自动调整惯性传感器误差，在满足SINS导航误差阈值的前提下，能够选出精度最低的惯性传感器，即选出SINS导航误差容许范围内成本最低的惯性传感器，从而实现满足导航精度要求的前提下，尽可能的节约惯性传感器成本的目的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的更新惯性传感器误差的流程图；
图3为本发明实施例提供的一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型系统的流程图；
图4为本发明实施例提供的惯性传感器选型系统的实施流程图；
图5为本发明实施例提供的生成参照运动轨迹和惯性传感器模拟输出的流程图；
图6为本发明实施例提供的惯性解算轨迹与参照运动轨迹的对比图；
图7为本发明实施例提供的惯性传感器误差更新流程图；
图8为本发明实施例提供的惯性传感器选型系统的运行界面图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法及系统，能够选出SINS导航误差容许范围内成本最低的惯性传感器，从而实现满足导航精度要求的前提下，尽可能的节约惯性传感器成本的目的。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明实施例提供的一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法的流程图。如图1所示，一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型方法包括：
步骤11：获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏。实际应用中，可根据任务需求制定相应的SINS导航误差最大允许值，即SINS导航的误差阈值。同时，初设的惯性传感器误差为一个较大的初值，使得对应的导航误差大于捷联式惯导系统的误差阈值。
步骤12：根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹。
步骤13：根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹。
步骤14：根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差。
步骤15：判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果。
当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，执行步骤16。
当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，执行步骤17后，返回步骤13。
步骤16：根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型。
步骤17：根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差。
图2为本发明实施例提供的更新惯性传感器误差的流程图。如图2所示，步骤17：根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，具体包括：
步骤171：判断姿态误差是否大于或者等于姿态误差阈值，获得第二判断结果，所述导航误差包括姿态误差和位置误差，所述误差阈值包括姿态误差阈值和位置误差阈值。
当所述第二判断结果表示所述姿态误差大于或者等于所述姿态误差阈值时，执行步骤172。
当所述第二判断结果表示所述姿态误差小于所述姿态误差阈值时，执行步骤173。
步骤172：根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏。
步骤173：判断所述位置误差是否小于所述位置误差阈值，获得第三判断结果。
当所述第三判断结果表示所述位置误差小于所述位置误差阈值时，执行步骤174。
当所述第三判断结果表示所述位置误差大于或者等于位置误差阈值时，执行步骤175。
步骤174：根据当前的所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏对惯性传感器进行选型。
步骤175：根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
具体地，步骤172：根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
计算姿态误差差值，所述姿态误差差值为所述姿态误差的绝对值与所述姿态误差阈值的差值。
根据所述姿态误差差值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
根据公式：
Figure GDA0002906243820000071
确定姿态差值因子，其中，θSINS表示姿态误差，
Figure GDA0002906243820000072
表示姿态误差阈值，Ttotal表示导航总时长，ΔG表示姿态差值因子；
根据公式：E′G＝EG-0.6ΔG-ε，更新所述陀螺仪零偏，其中，E′G表示根据姿态误差差值更新后的陀螺仪零偏，EG表示更新前的陀螺仪零偏，ε表示姿态误差修正因子。
具体地，步骤175：根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
计算位置误差差值，所述位置误差差值为所述位置误差的绝对值与所述位置误差阈值的差值。
根据所述位置误差差值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
根据公式：
Figure GDA0002906243820000081
确定陀螺仪位置差值因子，其中，ΔP表示陀螺仪位置差值因子，PSINS表示位置误差，
Figure GDA0002906243820000082
表示位置误差阈值，Ptotal表示参照运动轨迹的总路程，Ttotal表示导航总时长；
根据公式：E″G＝E′G-0.6Δp-εp，更新所述陀螺仪零偏，其中，E″G表示根据位置误差差值更新后的陀螺仪零偏，εp表示陀螺仪位置误差修正因子；
根据公式：
Figure GDA0002906243820000083
确定加速度计位置差值因子；
根据公式：
Figure GDA0002906243820000084
更新加速度计零偏，其中，EA表示更新前的加速度计零偏，E′A表示更新后的加速度计零偏，
Figure GDA0002906243820000085
表示加速度计位置误差修正因子。
图3为本发明实施例提供的一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型系统的流程图。如图3所示，一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型系统，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型系统包括：
数据获取模块21，用于获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏；
真实轨迹确定模块22，用于根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹；
惯性解算模块23，用于根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹；
导航误差确定模块24，用于根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差；
判断模块25，用于判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果；
选型模块26，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型；
传感器误差更新模块27，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差。
图4为本发明实施例提供的惯性传感器选型系统的实施流程图。如图4所示，本发明提出的适用于SINS的惯性传感器选型系统，建立了一套模拟惯性传感器误差至SINS导航误差的误差传播子系统，误差传播子系统包括：数据获取模块21、真实轨迹确定模块22、惯性解算模块23和导航误差确定模块24，用来模拟SINS实际运行过程中惯性传感器误差对SINS导航误差的影响。在此基础上，设计了SINS误差反馈修正子系统，即传感器误差更新模块27，该子系统可根据SINS导航误差的结果的变化自动反馈调整惯性传感器误差。判断模块25将仿真得到的SINS导航误差与误差阈值进行比较，如果比较结果满足要求，则输出当前的惯性传感器精度，用于对惯性传感器进行选型。否则，传感器误差更新模块27进行差异性惯性传感器误差调整后，重新计算导航误差，最终使得SINS导航误差满足预设的精度要求，获得SINS导航误差容许范围内最经济的惯性传感器，从而实现惯性传感器的最优选型，辅助相关设计人员完成惯性传感器选型任务。
本发明的实施过程如下：
(1)根据实际的任务需求，制定相应的SINS导航误差最大允许值，即SINS导航误差阈值。考虑SINS的实际情况，一般需考虑以下两类误差限：姿态误差阈值与位置误差阈值。
(2)根据实际的任务情况，规划安装SINS的载体的运动轨迹、姿态角速率和轨迹加速度。由于载体的运行特性对SINS误差传播具有一定的影响，为了确保参照运动轨迹足够贴近真实运行情况，参照运动轨迹应该与载体实际运行情况充分吻合，能够充分表征载体实际运行情况的运行轨迹。
(3)根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定导航误差。
图5为本发明实施例提供的生成参照运动轨迹和惯性传感器模拟输出的流程图。如图5所示，将本发明中用到的坐标系定义如下：
惯性坐标系(简称i系)，地球坐标系(简称e系)，地理坐标系(简称g系)，导航坐标系(简称n系)，载体坐标系(简称b系，本发明中定义为右前上)，轨迹坐标系(简称t系)，本发明选取东-北-天(ENU)地理坐标系作为导航坐标系(即g系与n系为同一坐标系)。
由上述定义可知，载体坐标系与地理坐标系之间的转换关系用余弦矩阵表示为：
Figure GDA0002906243820000101
轨迹坐标系到导航坐标系与之间的转换关系由余弦矩阵表达为：
Figure GDA0002906243820000102
其中，θ为俯仰角，其定义域为(-90°，90°)；
Figure GDA0002906243820000103
为航向角，其定义域为(-180°，180°)；γ为横滚角，其定义域为(0°，360°)。
设M为地球表面上一点，M的经纬度分别为λ和L，则M点处的地球坐标系到地理坐标系/导航坐标系的关系用余弦矩阵表示为：
Figure GDA0002906243820000104
基于上述坐标系定义，可以进行参照运动轨迹计算和惯性解算轨迹计算。整个载体轨迹微分方程组以姿态角变化率(姿态角速率)ω(t)和载体的轨迹加速度at(t)为输入，参照运动轨迹和惯性解算轨迹作为方程组输出。
首先介绍如何计算载体的参照运动轨迹，具体计算流程如下：在SINS中，载体坐标系相对地理坐标系的转动角速率在载体坐标系下的投影为
Figure GDA0002906243820000111
具体形式为：
Figure GDA0002906243820000112
其中，姿态角微分方程为
Figure GDA0002906243820000113
通过上式得到
Figure GDA0002906243820000114
从而可以得到姿态矩阵微分方程为:
Figure GDA0002906243820000115
其中，
Figure GDA0002906243820000116
代表
Figure GDA0002906243820000117
的反对称矩阵，其具体形式为：
Figure GDA0002906243820000118
设定姿态矩阵的初值，结合态矩阵微分方程可以实时计算
Figure GDA0002906243820000119
的值，进一步可以计算得到姿态角，首先对
Figure GDA00029062438200001110
进行如下定义：
Figure GDA00029062438200001111
可解算出姿态角：
θ＝sin-1(T23)
Figure GDA00029062438200001112
Figure GDA00029062438200001113
根据微分方程
Figure GDA00029062438200001114
得速度微分方程为：
Figure GDA0002906243820000121
其中:
gn＝[0 0 -g]T,RM＝Re(1-2e+3esin2L),
RN＝Re(1+e sin2 L)，
Figure GDA0002906243820000122
式中，
Figure GDA0002906243820000123
fb代表载体坐标系下加速度计输出，g0＝9.78049m/s2为赤道平面上的重力加速度，Re＝6378137m为地球椭球模型的半长轴，e＝1/298.257为地球椭球模型的椭圆度，ωie为地球自转角速率，Vn＝[VN VE VU]T,VN,VE,VU分别为载体在东北天三轴上的速度，L为当前载体的纬度，h为当前载体的高度，
Figure GDA0002906243820000124
和
Figure GDA0002906243820000125
为
Figure GDA0002906243820000126
和
Figure GDA0002906243820000127
的反对称矩阵，其具体定义为：
Figure GDA0002906243820000128
Figure GDA0002906243820000129
根据载体相对地球的运动速度计算可得载体位置微分方程为：
Figure GDA00029062438200001210
Figure GDA00029062438200001211
Figure GDA00029062438200001315
通过上述计算可以得到表征载体真实状态的参照运动轨迹对应的姿态
Figure GDA0002906243820000131
速度(VN,VE,VU)，位置(L,λ,h)信息。
下面计算根据惯性传感器输出确定的惯性解算轨迹，具体流程如下：
陀螺仪和加速度计的输出为：
Figure GDA0002906243820000132
Figure GDA0002906243820000133
其中
Figure GDA0002906243820000134
Figure GDA0002906243820000135
与
Figure GDA0002906243820000136
分别表示预设的陀螺仪零偏与加速度计零偏，
Figure GDA0002906243820000137
与Vn在计算参照运动轨迹已经求解获得，
Figure GDA0002906243820000138
可以通过载体的速度以及位置求得，其计算式为
Figure GDA0002906243820000139
其中：
Figure GDA00029062438200001310
图5为本发明实施例提供的获得惯性解算轨迹的流程图。如图5所示，获得惯性传感器的模拟输出
Figure GDA00029062438200001311
与fb后，可以进行惯性解算，得到惯性解算轨迹，具体解算流程如下：
a.根据初始姿态角求四元数初始值：
Figure GDA00029062438200001312
Figure GDA00029062438200001313
Figure GDA00029062438200001314
Figure GDA0002906243820000141
其中，θ0为载体的俯仰角的初始值，
Figure GDA0002906243820000142
为载体的航向角的初始值，γ0为载体的横滚角的初始值，q＝[q0 q1 q2 q3]T代表四元数。
根据四元数求方向余弦(坐标转换)矩阵
Figure GDA0002906243820000143
由载体坐标系(b系)转换至地理坐标系(n系)：
Figure GDA0002906243820000144
b.运动解算：
加速度计获得的比力信息
Figure GDA0002906243820000145
为载体坐标系中各个轴向的比力，确定惯性解算轨迹需要的比力
Figure GDA0002906243820000146
为地理坐标系中各个轴向的比力，它们之间应用矩阵
Figure GDA0002906243820000147
做变换：
Figure GDA0002906243820000148
根据比力信息可以求出各个方向上的加速度：
Figure GDA0002906243820000149
其中，
Figure GDA00029062438200001410
为载体在地理坐标系下的三轴速度(即为东向速度，北向速度，天向速度)；
Figure GDA00029062438200001411
为
Figure GDA00029062438200001412
在地理坐标系下的三轴投影；
Figure GDA00029062438200001413
为地球自转角速度在地理坐标系下的三轴投影；
Figure GDA0002906243820000151
为地理坐标系相对地球坐标系的牵连角速度：
Figure GDA0002906243820000152
其中，R为地球半径，L为当前载体的纬度，g为地球重力加速度。
利用积分可以求得
Figure GDA0002906243820000153
载体所在位置的地理纬度L、经度λ可由下列方程求得：
Figure GDA0002906243820000154
Figure GDA0002906243820000155
其中，L0，λ0依次为纬度初值与经度初值。
c.四元数姿态矩阵的更新：
Figure GDA0002906243820000156
式中，
Figure GDA0002906243820000157
为三轴陀螺仪所测角速度。
进一步采用毕卡逼近法更新计算
Figure GDA0002906243820000158
的值，更新方法如下：
Figure GDA0002906243820000159
Figure GDA0002906243820000161
Δθ0 2＝Δθx 2+Δθy 2+Δθz 2
Figure GDA0002906243820000162
q＝[q0 q1 q2 q3]T
Figure GDA0002906243820000163
其中T为系统采样间隔。
d、姿态角的求解：
姿态角与姿态矩阵的关系：
Figure GDA0002906243820000164
式中θ,γ,
Figure GDA0002906243820000165
分别为俯仰角，横滚角和偏航角。记
Figure GDA0002906243820000166
则由以上两式即可解算出姿态角：
θ＝sin-1(T23)
Figure GDA0002906243820000167
Figure GDA0002906243820000171
重复上述流程，直至完成全部惯性传感器数据的解算。进一步可以根据惯性解算的结果与载体的参照运动轨迹做差，得到导航误差。本实施例中将轨迹设置为，载体向东进行匀加速直线运动，惯性传感器误差为：陀螺仪零偏0.1°/h，加速度计零偏1mg。惯性解算轨迹与参照运动轨迹的对比图如图6所示，其中，图6的(a)部分为载体参照轨迹示意图，图6的(b)部分为惯性解算轨迹示意图。
(4)将SINS导航误差与步骤1中的导航误差阈值进行比较，如果比较结果满足要求，则输出当前的惯性传感器精度。如果结果不满足要求，如图7所示，根据比较结果更新惯性传感器的误差，返回步骤(3)中。
首先必须要说明的是，SINS主要考虑的误差指标为姿态误差与位置误差，其中，姿态误差可以认为主要由陀螺仪误差(零偏，标度因数，安装误差)决定，其中陀螺仪零偏是其中最主要的误差源；而位置误差则由陀螺仪误差和加速度计误差(零偏，标度因数，安装误差)共同决定，其中陀螺仪零偏和加速度计零偏是其中最主要的误差源，从上述分析不难看出，应该首先分析耦合相关项较少的姿态误差(仅与陀螺仪误差相关)，再对位置误差进行分析。
本实施例中，预设的SINS姿态误差阈值与位置误差阈值依次为：
Figure GDA0002906243820000172
和
Figure GDA0002906243820000173
导航总时长为Ttotal，当前迭代得到的SINS姿态误差与位置误差最终值依次为：θSINS和PSINS，陀螺仪零偏与加速度计零偏依次为：EG和EA，载体的参照运动轨迹的总路程为：Ptotal。此外，为了确保最终结果的准确性，本实施例中，EG和EA均被设置为较大的初值，EG＝100°/h，EA＝5mg，上述初值设置可以避免出现第一次运算，EG和EA就能满足预设误差限的情况。
如图7所示，更新过程的具体计算流程如下：
首先判断是否满足abs(θSINS)小于
Figure GDA0002906243820000174
如果不满足，则计算
Figure GDA0002906243820000175
其中，abs(·)代表求取绝对值；进一步将陀螺仪零偏修正为：E′G＝EG-0.6ΔG-ε，其中ε为一个常值，为了提高修正的准确性并且加快算法收敛而设置，本实施例中，设置ε＝0.5°/h，完成修正后，将修正后的EG和EA返回步骤(3)重新进行计算。
如果满足abs(θSINS)小于
Figure GDA0002906243820000181
进一步检测是否满足abs(PSINS)小于
Figure GDA0002906243820000182
如果满足abs(PSINS)小于
Figure GDA0002906243820000183
则将当前的EG和EA作为最终输出，根据当前的陀螺仪零偏和加速度计零偏进行选型。如果不满足abs(PSINS)小于
Figure GDA0002906243820000184
则计算
Figure GDA0002906243820000185
和
Figure GDA0002906243820000186
进一步依据ΔP和
Figure GDA0002906243820000187
对EG和EA进行修正，具体修正原理如下：
将加速度计零偏修正为
Figure GDA0002906243820000188
并在上次修正的基础上，将陀螺仪零偏修正为EG-0.6Δp-εp，其中εp与
Figure GDA0002906243820000189
均为常值，为了提高修正的准确性并且加快算法收敛而设置，本实施例中，设置εp＝0.2°/h和
Figure GDA00029062438200001810
将修正后的EG和EA返回步骤(3)重新进行计算导航误差。
本发明依据预设的误差阈值与当前的SINS导航误差之间的差值对陀螺仪零偏和加速度计零偏进行差异性修正，最终得到的陀螺仪零偏和加速度计零偏可以在满足导航精度要求的同时，具有最经济的硬件成本，可以有效辅助相关人员进行惯性传感器选型设计。本发明提供的惯性传感器选型系统的运行界面如图8所示，其中，图8的(a)部分表示轨迹生成部分的参数设定，图8的(b)部分表示导航误差阈值的设定界面，图8的(c)部分表示最终计算得到的最优惯性传感器的选型结果。
本发明充分考虑了不同的惯性传感器(陀螺仪和加速度计)对SINS误差的不同影响，根据二者的不同影响与不同特点，差异性地实现惯性传感器误差在线实时调整，可以获得SINS导航误差容许范围内的最经济的惯性传感器。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (6)

1.一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型方法，其特征在于，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型方法包括：
获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏；
根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹；
根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹；
根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差；
判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果；
当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，返回所述“根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹”；
当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型；
所述根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，具体包括：
判断姿态误差是否大于或者等于姿态误差阈值，获得第二判断结果，所述导航误差包括姿态误差和位置误差，所述误差阈值包括姿态误差阈值和位置误差阈值；
当所述第二判断结果表示所述姿态误差大于或者等于所述姿态误差阈值时，根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏；
当所述第二判断结果表示所述姿态误差小于所述姿态误差阈值时，判断所述位置误差是否小于所述位置误差阈值，获得第三判断结果；
当所述第三判断结果表示所述位置误差小于所述位置误差阈值时，根据当前的所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏对惯性传感器进行选型；
当所述第三判断结果表示所述位置误差大于或者等于位置误差阈值时，根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
2.根据权利要求1所述的选型方法，其特征在于，所述根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
计算姿态误差差值，所述姿态误差差值为所述姿态误差的绝对值与所述姿态误差阈值的差值；
根据所述姿态误差差值更新所述陀螺仪零偏。
3.根据权利要求2所述的选型方法，其特征在于，所述根据所述姿态误差差值更新所述陀螺仪零偏，具体包括：
根据公式：
Figure FDA0002715307970000021
确定姿态差值因子，其中，θSINS表示姿态误差，
Figure FDA0002715307970000022
表示姿态误差阈值，Ttotal表示导航总时长，ΔG表示姿态差值因子；
根据公式：E′G＝EG-0.6ΔG-ε，更新所述陀螺仪零偏，其中，E′G表示根据姿态误差差值更新后的陀螺仪零偏，EG表示更新前的陀螺仪零偏，ε表示姿态误差修正因子。
4.根据权利要求3所述的选型方法，其特征在于，所述根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
计算位置误差差值，所述位置误差差值为所述位置误差的绝对值与所述位置误差阈值的差值；
根据所述位置误差差值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
5.根据权利要求4所述的选型方法，其特征在于，所述根据所述位置误差差值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏，具体包括：
根据公式：
Figure FDA0002715307970000023
确定陀螺仪位置差值因子，其中，ΔP表示陀螺仪位置差值因子，PSINS表示位置误差，
Figure FDA0002715307970000024
表示位置误差阈值，Ptotal表示参照运动轨迹的总路程，Ttotal表示导航总时长；
根据公式：E″G＝E′G-0.6Δp-εp，更新所述陀螺仪零偏，其中，E″G表示根据位置误差差值更新后的陀螺仪零偏，εp表示陀螺仪位置误差修正因子；
根据公式：
Figure FDA0002715307970000031
确定加速度计位置差值因子；
根据公式：
Figure FDA0002715307970000032
更新加速度计零偏，其中，EA表示更新前的加速度计零偏，E′A表示更新后的加速度计零偏，
Figure FDA0002715307970000033
表示加速度计位置误差修正因子。
6.一种用于捷联式惯导系统的惯性传感器选型系统，其特征在于，所述捷联式惯导系统包括载体和惯性传感器，所述惯性传感器直接安装在所述载体上，所述惯性传感器包括陀螺仪和加速度计，所述选型系统包括：
数据获取模块，用于获取所述捷联式惯导系统的误差阈值、所述惯性传感器误差、所述载体的姿态角速率和轨迹加速度，所述惯性传感器误差包括陀螺仪零偏和加速度计零偏；
真实轨迹确定模块，用于根据所述姿态角速率和所述轨迹加速度确定所述载体的参照运动轨迹；
惯性解算模块，用于根据所述姿态角速率、所述轨迹加速度和所述惯性传感器误差确定所述载体的惯性解算轨迹；
导航误差确定模块，用于根据所述参照运动轨迹和所述惯性解算轨迹确定导航误差；
判断模块，用于判断所述导航误差是否小于所述误差阈值，获得第一判断结果；
选型模块，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差小于所述误差阈值时，根据所述惯性传感器误差对惯性传感器进行选型；
传感器误差更新模块，用于当所述第一判断结果表示所述导航误差大于或者等于所述误差阈值时，根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差；
所述根据所述导航误差更新所述惯性传感器误差，具体包括：
判断姿态误差是否大于或者等于姿态误差阈值，获得第二判断结果，所述导航误差包括姿态误差和位置误差，所述误差阈值包括姿态误差阈值和位置误差阈值；
当所述第二判断结果表示所述姿态误差大于或者等于所述姿态误差阈值时，根据所述姿态误差和所述姿态误差阈值更新所述陀螺仪零偏；
当所述第二判断结果表示所述姿态误差小于所述姿态误差阈值时，判断所述位置误差是否小于所述位置误差阈值，获得第三判断结果；
当所述第三判断结果表示所述位置误差小于所述位置误差阈值时，根据当前的所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏对惯性传感器进行选型；
当所述第三判断结果表示所述位置误差大于或者等于位置误差阈值时，根据所述位置误差和所述位置误差阈值更新所述陀螺仪零偏和所述加速度计零偏。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110764126B (zh) * 2019-11-11 2021-08-03 北京航空航天大学 一种gps信息缺失情况下的无人车导航方法及系统
CN110940336B (zh) * 2019-12-30 2022-01-07 河北科技大学 捷联惯导仿真定位解算方法、装置及终端设备
CN112665612A (zh) * 2020-12-18 2021-04-16 深圳一清创新科技有限公司 一种标定方法、装置以及电子设备
CN115507878B (zh) * 2022-10-28 2023-03-21 北京开拓航宇导控科技有限公司 一种mems惯组导航性能测试方法和系统
CN115544852B (zh) * 2022-11-28 2023-06-06 中国汽车技术研究中心有限公司 基于运动轨迹的数字人体模型评估方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3736791A (en) * 1967-08-18 1973-06-05 Us Navy Gyro axis perturbation technique for calibrating inertial navigation systems
US4862396A (en) * 1987-10-20 1989-08-29 Industrial Microsystems, Inc. Analyzing analog quadrature signals
CN102853848A (zh) * 2012-08-03 2013-01-02 南京航空航天大学 基于捷联惯导系统定位精度的惯性器件误差仿真方法
CN103471613A (zh) * 2013-07-29 2013-12-25 南京航空航天大学 一种飞行器惯性导航系统参数仿真方法
CN105136166A (zh) * 2015-08-17 2015-12-09 南京航空航天大学 一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法
CN105371853A (zh) * 2014-08-06 2016-03-02 北京理工大学 基于tds与轨道器的火星动力下降段导航方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3736791A (en) * 1967-08-18 1973-06-05 Us Navy Gyro axis perturbation technique for calibrating inertial navigation systems
US4862396A (en) * 1987-10-20 1989-08-29 Industrial Microsystems, Inc. Analyzing analog quadrature signals
CN102853848A (zh) * 2012-08-03 2013-01-02 南京航空航天大学 基于捷联惯导系统定位精度的惯性器件误差仿真方法
CN103471613A (zh) * 2013-07-29 2013-12-25 南京航空航天大学 一种飞行器惯性导航系统参数仿真方法
CN105371853A (zh) * 2014-08-06 2016-03-02 北京理工大学 基于tds与轨道器的火星动力下降段导航方法
CN105136166A (zh) * 2015-08-17 2015-12-09 南京航空航天大学 一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于加速度计余度配置的MEMS捷联惯导初始对准方法;钱伟行，等;《中国惯性技术学报》;20111231;第19卷(第6期);659-663 *

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